DE2718663C2 - - Google Patents
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Messung der Temperatur von in den Verdichtereinlaß eines Gasturbinen triebwerks eintretender Luft gemäß dem Oberbegriff des Patent anspruches 1. Eine derartige Einrichtung ist aus der US-PS 31 67 960 bekannt.The invention relates to a device for measurement the temperature of in the compressor inlet of a gas turbine engine entering air according to the preamble of the patent claims 1. Such a device is from the US-PS 31 67 960 known.
Gasturbinentriebwerke sind gewöhnlich mit einer Einrichtung zum Messen der Temperatur des in den Triebswerkskompressor eintretenden Arbeitsfluids versehen. Diese Einrichtung wird allgemein als ein T2 Fühler bezeichnet, da die Fluidtempera tur unmittelbar stromaufwärts der sich bewegenden ersten Kom pressorstufe mit T2 bezeichnet wird. Der Fühler bildet ein zu T2 proportionales Signal, das elektrisch, mechanisch, hydrau lisch oder durch eine Kombination davon von dem Fühler zum Triebwerkssteuerungssystem übertragen wird. Das letztere benutzt dieses Signal zum Einstellen der Triebwerksdrehzahl, der Brenn stoffströmung und/oder des Kompressor-Statorflügelwinkels, um die aerothermischen Eigenschaften des Triebwerks zu korri gieren und eine passende Funktion sowie Leistungsabgabe für transiente bzw. vorübergehende Umgebungsbedingungen sicherzu stellen. Diese Messung von T2, die schon bei stationären (Land) Gasturbinen notwendig ist, ist von größter Wichtigkeit bei Flug antriebsanwendungen, wo plötzlich Änderungen der Umgebungs temperatur infolge von Höhenänderungen und eines Durchfliegens von Wolken und Wetterfronten auftreten. Da solche Änderungen der Umgebungstemperatur vielfach sehr schnell erfolgen, muß die Ansprechgeschwindigkeit des T2 Fühlers ausreichend groß sein, um eine Korrektur der aerothermischen Funktion des Trieb werks zu ermöglichen und die Möglichkeit eines Kompressorabrisses oder einer anderen Triebwerksstörung zu unterbinden.Gas turbine engines are usually single-device for measuring the temperature of the in the engine compressor provided entering working fluids. This facility will commonly referred to as a T2 sensor because of the fluid temperature immediately upstream of the moving first comm pressor stage is designated T2. The sensor forms a too T2 proportional signal, the electrical, mechanical, hydraulic lisch or by a combination thereof from the sensor to the Engine control system is transmitted. The latter used this signal for setting the engine speed, the combustion material flow and / or the compressor stator blade angle, to correct the aerothermal properties of the engine greed and a suitable function and power output for transient or temporary environmental conditions put. This measurement of T2, which is already in stationary (land) Gas turbines is essential when flying drive applications where sudden changes in the environment temperature due to changes in altitude and a Flying through clouds and weather fronts occur. Because such Changes in the ambient temperature often take place very quickly, the response speed of the T2 sensor must be sufficiently high be to correct the aerothermal function of the drive factory and the possibility of a compressor demolition or prevent another engine malfunction.
Zur Zeit in Gasturbinentriebwerken benutzte T2 Fühler können durch ihre Lage im Triebwerk klassifiziert werden. Solche bekannten T2 Fühler sind entweder direkt in einer Linie bzw. Lei tung mit dem Einlaßstrom des Triebwerks oder an einer von dem Haupteinlaßluftstrom des Triebwerks oder an einer von dem Haupteinlaßluftstrom des Triebwerks entfernten Stellen angeordnet. Bekannte im Hauptstrom und entfernt angeordnete T2 Fühler können elektrisch, mechanisch, gasgefüllt oder flüssigkeitsgefüllt ausge bildet sein.T2 sensors currently used in gas turbine engines can be classified by their location in the engine. Such Known T2 sensors are either directly in a line or Lei tion with the inlet flow of the engine or at one of the Main intake airflow of the engine or at one of the Main intake airflow of the engine is located at remote locations. Known in the main stream and remote T2 sensors can electrical, mechanical, gas-filled or liquid-filled be educated.
Bekannte im Hauptstrom angeordnete T2 Fühler zeigen im allgemeinen gute Ansprechgeschwindigkeiten, doch leiden sie unter verschiedenen Nachteilen. Ihre Anordnungen in dem Haupttriebwerks luftstrom erzeugt Turbulenzen in dem den Fühler umgebenden Bereich, so daß aerodynamische Wirbelschleppen zum Triebwerkskompressor entstehen. Ein weiterer Nachteil besteht darin, daß solche Fühler unter bestimmten Betriebsbedin gungen einem Aufbau von Eis unterworfen sind, was zu einer Fremdkörper beschädigung des Triebwerks führen kann. Dementsprechend müssen solche Fühler vielfach mit einem Anti-Vereisungssystem ver sehen werden.Known T2 sensors arranged in the main flow show in generally good response speeds, but they suffer various disadvantages. Your arrangements in the main engine airflow creates turbulence in the area surrounding the sensor, so that aerodynamic vortices to the engine compressor. Another disadvantage is that such sensors under certain operating conditions conditions are subject to the build-up of ice, which leads to a foreign body damage to the engine. Accordingly such sensors often with an anti-icing system will see.
Während ein ohne Enteisung ausgebildeter Hauptstromfüh ler relativ schnell und genau arbeitet, haben Hauptstromfühler mit einem Vereisungsschutz kleinere Ansprechgeschwindigkeiten bzw. längere Ansprechzeiten und erzeugen vielfach Meßfehler, wenn das Anti-Vereisungssystem aktiviert ist. Ferner sind Anti- Vereisungssysteme für solche Fühler häufig kompliziert; viele von ihnen erfordern heiße Kompressorluft und eine Vielzahl von aerothermischen Vorrichtungen, was zu einer ungünstigen Beein flussung der Leistungsfähigkeit des Triebwerks führt. Alter nativ ist auch ein elektrisches Heizen - mit der diesem Vor rang zugeordneten Kostspieligkeit und Kompliziertheit - zum Enteisen solcher Hauptstromfühler bekannt. Ein Ausfall irgend eines dieser bekannten Anti-Vereisungssysteme kann ferner zu einem Eisansatz an dem Fühler und zu einer Fremdkörperbeschä digung des Triebwerks infolge einer Eisansaugung führen.During a main flow guide designed without defrosting Mainstream sensors have relatively fast and accurate work with an anti-icing protection, lower response speeds or longer response times and often generate measurement errors, when the anti-icing system is activated. Furthermore, anti Icing systems for such sensors are often complicated; lots of them require hot compressor air and a variety of aerothermal devices, resulting in an unfavorable leg the performance of the engine. Dude Electric heating is also native - with this one ranked costly and complicated - for De-icing of such main current sensors is known. Any failure one of these known anti-icing systems can also be used an ice build-up on the sensor and a foreign body damage damage to the engine due to ice suction.
Infolge dieser mit Hauptstromfühlern verbundenen Proble me werden bei anderen bekannten Triebwerken entfernt angeordnete T2 Fühler benutzt. Bekannte T2 Fühler dieser Art sind im allgemei nen in einer Meßleitung angebracht, die Luft von dem Trieb werkseinlaß über den Fühler saugt und zurück in den Triebwerksein laß leitet. Die zum Strömen der Leitungsluft erforderliche Druck differenz wird im allgemeinen von einer Absaugeinrichtung (Eductor) gebildet, die durch Hochdruck-Abzapfluft von dem Triebwerkkom pressor abgezweigt wird. Dies führt jedoch zu einer Verschlech terung der Triebswerksleistung und des spezifischen Brennstoffver brauchs. Die Größe dieser Einbuße hängt von dem notwendigen Luft strom und der notwendigen Geschwindigkeit zum Erzeugen der erfor derlichen Fühleransprechgeschwindigkeit ab. Während solche bekann ten, an entfernter Stelle angeordneten Fühler nicht unter den Ver eisungsproblemen der Hauptstromfühler leiden, sind jedoch Verbes serungen bezüglich der Ansprechgschwindigkeit und der Genauigkeit erwünscht, insbesondere während eines Betriebes der Anti-Ver eisungsanlage, wenn die bekannten Fühler transiente bzw. vorüber gehende Meßfehler aufweisen. As a result of these problems associated with main current sensors me are remotely located in other known engines T2 sensor used. Known T2 sensors of this type are common NEN installed in a measuring line, the air from the shoot factory inlet sucks over the sensor and back into the engine let lead. The pressure required to flow the line air difference is generally from a suction device (Eductor) formed by high pressure bleed air from the engine com pressor is branched off. However, this leads to a deterioration ture engine power and specific fuel consumption need. The size of this loss depends on the air required current and the speed required to generate the requ sensor response speed. While such got sensors located at a remote location are not under the ver Problems with the main current sensor are, however, a verb responses and accuracy desirable, especially during operation of the Anti-Ver ironing system when the known sensors are transient or over have outgoing measurement errors.
Die eingangs genannte US-PS 31 67 960 beschreibt zwar eine Temperaturmeßeinrichtung mit einer vom Lufteinlaßkanal ab zweigenden Meßleitung, aber dort ist kein Vereisungsschutz vor gesehen.The aforementioned US-PS 31 67 960 describes one Temperature measuring device with one from the air inlet duct branching measuring line, but there is no icing protection seen.
Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Temperaturmeßeinrichtung der eingangs genannten Art so auszugestalten, daß eine Eisbil dung und/oder Ablagerung von Schmutzteilchen sicher und effi zient verhindert werden.It is an object of the invention to provide a temperature measuring device of the type mentioned in such a way that an ice bil Formation and / or deposition of dirt particles safely and efficiently can be prevented.
Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Maßnahme gemäß dem Patentanspruch 1 gelöst.The object is achieved by the measure according to the Claim 1 solved.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unter ansprüchen gekennzeichnet.Advantageous embodiments of the invention are in the sub claims marked.
Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbeson dere darin, daß eine Eisbildung und auch die Ablagerung von Schmutzteilchen auf einfache Weise verhindert wird. Insbeson dere wird der über dem Teilchenabscheider entstehende Druckab fall verwendet, um einen Luftstrom durch die Meßleitung während des Triebswerksbetriebes zu bilden, und zwar ohne Verwendung von Kompressorabzapfluft, was sonst zu einer Verschlechterung der Leistungsfähigkeit führen würde. Ferner werden Vereisungs probleme bekannter Systeme vermieden, bei denen der Fühler in dem einlaßseitigen Luftstrom angeordnet ist. Auch werden die Nachteile bezüglich der Triebwerkswirksamkeit ausgeschaltet, welche sich bei bekannten, an entfernter Stelle angeordneten Fühlersystemen ergeben.The advantages that can be achieved with the invention are in particular that ice formation and also the deposition of Dirt particles are prevented in a simple manner. In particular the pressure across the particle separator case used to maintain an air flow through the measurement line during the engine operation to form, and without use of compressor bleed air, which otherwise leads to deterioration of performance would lead. Furthermore, icing problems of known systems avoided, in which the sensor in the inlet-side air flow is arranged. They too Disadvantages with regard to engine efficiency eliminated which are arranged in known, at a remote location Sensor systems result.
Der Temperaturfehler während des Betriebes des Triebwerksent eisungssystems wird dadurch bedeutend vermindert, daß eine Quer abzapfleitung vorgesehen wird, deren eines Ende in Strömungs verbindung mit der Meßleitung und deren anderes Ende in Strö mungsverbindung mit der Luftquelle für die Triebwerksenteisung stehen. Die Querabzapfleitung ist so bemessen, daß während der Aktivierung des Triebswerksenteisungssystems eine vorbestimmte Menge an Enteisungsluft zur Meßleitung geleitet wird. Diese Luftmenge reicht aus, um die Temperatur des Fühlers so weit zu erhöhen, wie es erforderlich ist, um eine Kompensation be züglich der während der Aktivierung des Enteisungssystems er höhten Temperatur der in den Kompressor eintretenden Luft vor zunehmen. Auf diese Weise können Meßfehler des Fühlers, die von einem Betrieb des Triebwerksenteisungssystems herrühren, in starkem Maße reduziert werden.The temperature error during the operation of the engine iron system is significantly reduced by the fact that a cross bleed line is provided, one end of which is in flow connection to the measuring line and its other end in current Connection to the air source for engine de-icing stand. The cross tap is dimensioned so that during the Activation of the engine deicing system a predetermined Amount of defrosting air is directed to the measuring line. These Air volume is sufficient to control the temperature of the sensor so far increase as it is required to be compensation regarding the during the activation of the deicing system he increased temperature of the air entering the compressor increase. In this way, measurement errors of the sensor, the stem from an operation of the engine de-icing system, be greatly reduced.
Um die Wirksamkeit der Temperaturmeßeinrichtung gemäß der Er findung weiter zu verbessern, kann der an entfernter Stelle angeordnete Temperaturfühler von einer Aufprallabdeckung um geben sein. Diese ist im wesentlichen eine durchlöcherte Hülle, die in der Meßleitung angeordnet ist und den Temperaturfühler umgibt. In die Meßleitung eintretende Luft strömt über die Ab deckung sowie durch die darin ausgebildeten Öffnungen, um in einer gleichförmigen Weise mit dem Fühler in Kontakt zu kommen. Die Aufprallabdeckung wirkt als höchst empfindliche Wärmeüber tragungsvorrichtung, die das thermische Ansprechverhalten des Fühlers beträchtlich verbessert.To the effectiveness of the temperature measuring device according to the Er to further improve the invention can be at a remote location arranged temperature sensors from an impact cover around to be given. This is essentially a perforated shell, which is arranged in the measuring line and the temperature sensor surrounds. Air entering the measuring line flows through the outlet cover and through the openings formed therein to in to come into contact with the probe in a uniform manner. The impact cover acts as a highly sensitive heat transfer Carrier device that the thermal response of the Sensor improved considerably.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es zeigtThe invention is described below with reference to the description and Drawing of exemplary embodiments explained in more detail. It shows
Fig. 1 in einer aufgeschnittenen perspektivischen Ansicht ein bekanntes Triebwerk mit einem einlaßseitigen Teilchenab scheider und Fig. 1 in a cutaway perspective view of a known engine with an inlet-side particle separator and
Fig. 2 in einer Schnittdarstellung einen Teil eines Gastur binentriebwerks mit der erfindungsgemäßen Einrichtung zum Messen der Temperatur. Fig. 2 is a sectional view of part of a gas turbine engine with the inventive device for measuring the temperature.
In den Fig. 1 und 2 ist der Einlaßabschnitt eines Gastur binentriebwerks 10 dargestellt. Das Triebwerk enthält einen einlaßseitigen Teilchenabscheider 14 mit einer spiralförmigen Reinigungsvorrichtung 16. Weiterhin weist das Triebwerk in typischer Weise in axial beabstandeter Reihenstromanordnung einen Verdichter (Kompressor), eine ringförmige Brennkammer, eine Gasgeneratorturbine zum Antreiben des Kompressors und eine Niederdruckturbine zum Antreiben einer Ausgangswelle oder eines Bläsers auf.In Figs. 1 and 2, the inlet portion is a Gastur binentriebwerks 10 is illustrated. The engine includes an inlet-side particle separator 14 with a spiral cleaning device 16 . Furthermore, the engine typically has, in an axially spaced series flow arrangement, a compressor (compressor), an annular combustion chamber, a gas generator turbine for driving the compressor and a low pressure turbine for driving an output shaft or a fan.
Der Abscheider 14 enthält ein Außengehäuse 18 und eine Innen verkleidung 20, wobei dazwischen ein sich axial erstreckender ringförmiger Strömungskanal 22 gebildet ist. Der letztere hat an entgegengesetzten Enden einerseits einen ringförmigen Triebwerksein lauf 24 und andererseits einen ringförmigen Auslaß, der mit dem Triebwerkseinlaß 12 und einer ringförmigen Teilchensammelkammer 26 in Strömungsverbindung steht. Eine Reihe von auf dem Umfang im Abstand angeordneten, radialen Verwirbelungsschaufeln 27 mit einer erwünschten Drehkonfiguration ist stromabwärts von dem ringförmigen Einlaß 24 angeordnet. Eine Reihe von auf dem Umfang im Abstand angeordneten radialen Entwirbelungsschaufeln 28 und eine Reihe von auf dem Umfang im Abstand angeordneten radialen Kompressoreinlaßführungsschaufeln 29 (am besten aus Fig. 2 ersichtlich) stromabwärts von den Schaufeln 28 sind ebenfalls stromabwärts von dem Triebwerkseinlaß 12 angeordnet. Der Teilchenabscheider 14 weist ferner mehrere auf dem Umfang im Abstand angeordnete Drehflügel 38 auf, die von dem Trieb werksgehäuse 31 in radialer Richtung ausgehen und sich zu einem axial und in Umfangsrichtung verlaufenden Wandteil 32 erstrecken. Die Drehflügel 38 unterteilen die Teilchensammelkammer 26 in axialer Richtung und bilden in deren hinterem Bereich eine ringförmige Entnahmeleitung 40. Ein Mittel zum Ableiten von Fremdstoffen aus der Entnahmeleitung 40 wird durch eine Spül- bzw. Reinigungsleitung 42 gebildet, die mit der Entnahmelei tung in Strömungsverbindung steht und sich vorzugsweise von deren Außenumfang in tangentialer Richtung erstreckt. Das äußere Ende der Spülleitung 42 befindet sich in Strömungsverbindung mit einem Spülgebläse (nicht dargestellt) zum Herstellen eines verminderten bzw. Unterdruckes in der Spülleitung 42 und zum Entziehen von in der ringförmigen Leitung enthaltenen Fremd stoffen. Das Triebwerk enthält ferner einen Anti-Vereisungs- oder Vereisungsschutzkanal 48, der von einem Ventil (nicht dar gesteuert wird, das in bekannter Weise selektiv Abzapfluft für Vereisungsschutzzwecke abzweigt.The separator 14 contains an outer housing 18 and an inner lining 20 , an axially extending annular flow channel 22 being formed therebetween. The latter has at the opposite ends on the one hand an annular engine run 24 and on the other hand an annular outlet which is in flow communication with the engine inlet 12 and an annular particle collection chamber 26 . A series of circumferentially spaced radial swirl vanes 27 with a desired rotational configuration are located downstream of the annular inlet 24 . A series of circumferentially spaced radial vortex vanes 28 and a series of circumferentially spaced radial compressor inlet guide vanes 29 (best seen in FIG. 2) downstream of the vanes 28 are also located downstream of the engine inlet 12 . The particle separator 14 also has a plurality of rotating vanes 38 which are arranged on the circumference at a distance from the engine housing 31 in the radial direction and extend to an axially and circumferentially extending wall part 32 . The rotary vanes 38 subdivide the particle collection chamber 26 in the axial direction and form an annular removal line 40 in the rear region thereof. A means for discharging foreign matter from the removal line 40 is formed by a rinsing or cleaning line 42 which is in flow connection with the removal line and preferably extends from the outer circumference in the tangential direction. The outer end of the purge line 42 is in flow communication with a purge fan (not shown) for producing a reduced or negative pressure in the purge line 42 and for removing foreign substances contained in the annular line. The engine also includes an anti-icing or anti-icing duct 48 which is controlled by a valve (not shown) which selectively branches off bleed air for anti-icing purposes in a known manner.
In Fig. 2 sind Details der Einrichtung zum Erfassen des Luft temperaturverlaufs dargestellt. Eine Meßleitung 50 mit einem darin angeordneten Temperaturfühler 58 ist zum Messen der Tem peratur der in den Triebwerkskompressor eintretenden Luft vor gesehen. Die Meßleitung 50 enthält einen Einlaß 52, der das Ab scheidergehäuse 18 stromaufwärts von den Verwirbelungsschaufeln 27 durchdringt, und einen Auslaß 54, der zwischen den Entwir belungschaufeln 28 und den Kompressoreinlaßführungsschaufeln 29 angeordnet ist. Der Einlaß 52 zur Meßleitung 50 kann etwa rechtwinklig zum Strömungskanal des Triebwerkseinlasses 24 an geordnet sein, um ein Ansaugen von Teilchen (Partikeln), Wasser sowie anderen Fremdstoffen in die Meßleitung 50 und eine darin erfolgende Eisbildung zu unterbinden. Der abgelegene Tempera turmeßfühler 58 befindet sich in einem erweiterten Bereich 56 der Meßleitung 50. Der Fühler 58 erzeugt ein zur Temperatur der ihn umgebenden Luft proportionales Signal und überträgt dieses Signal zu dem Triebwerkssteuerungssystem (nicht darge stellt). Der in dem Triebwerksluftstrom auftretende Druckab fall über den Partikelabscheiderflügeln 38 erzeugt einen aus reichenden Bypasstrom durch die Meßleitung 50, um für ein schnelles Ansprechen des Fühlers 58 zu sorgen, und zwar ohne Verwenden einer Kompressorabzapfung oder anderer Triebwerks luftquellen, was zu einer Verschlechterung der Leistungsfähig keit des Triebwerks führen würde. In Fig. 2 details of the device for detecting the air temperature profile are shown. A measuring line 50 with a temperature sensor 58 arranged therein is seen to measure the temperature of the air entering the engine compressor before. The measuring line 50 includes an inlet 52 , which passes from the separator housing 18 upstream of the swirling vanes 27 , and an outlet 54 which is arranged between the swirling vanes 28 and the compressor inlet guide vanes 29 . The inlet 52 to the measuring line 50 can be arranged approximately at right angles to the flow channel of the engine inlet 24 in order to prevent suction of particles (particles), water and other foreign substances into the measuring line 50 and the formation of ice therein. The remote temperature sensor 58 is located in an extended area 56 of the measuring line 50 . Sensor 58 generates a signal proportional to the temperature of the surrounding air and transmits this signal to the engine control system (not shown). The pressure drop occurring in the engine air flow over the particle separator vanes 38 generates a bypass flow from the measuring line 50 to ensure a quick response of the sensor 58 , without using a compressor bleed or other engine air sources, which leads to a deterioration in performance of the engine would lead.
Um die thermischen Ansprechcharakteristiken des Fühlers 58 weiter zu verbessern, ist dieser von einer Aufprallabdeckung 60 umgeben, die in dem erweiterten Bereich 56 der Meßleitung 50 an geordnet ist. Die Aufprallabdeckung 60 enthält eine Vielzahl von dem Fühler 58. Die Abdeckung 60 umschließt den Fühler 58 vollstän dig. Die Enden der Abdeckung 60 befinden sich in Dichtungseingriff mit den Innenwandungen der Meßleitung 50 so daß der gesamte Luft strom der Leitung durch die Öffnungen 62 hindurchtreten muß. Die strom abwärtige Seite der Abdeckung 60 befindet sich in Strömungs verbindung mit dem Auslaß der Meßleitung 50. Auf diese Weise strömt die gesamte in den Leitungseinlaß 52 eintretende Luft über die Ab deckung 60 und durch die Öffnungen 62 derselben, so daß die Ober flächen des Fühlers 58 in einer im wesentlichen gleichförmigen Weise mit dieser Luft in Berührung kommen. Danach strömt die Luft zur stromabwärtigen Seite der Abdeckung 60 und zum Auslaß 54 der Meßleitung 50. Das an der Aufprallabdeckung erfolgende gleich förmige Verteilen der Leitungsluft über die Oberfläche des Fühlers 58 ergibt eine höchst empfindliche Wärmeübertragungsvorrich tung, die die thermische Ansprechzeit des Fühlers 58 bedeutend verbessert.In order to further improve the thermal response characteristics of the sensor 58 , it is surrounded by an impact cover 60 which is arranged in the extended area 56 of the measuring line 50 . Impact cover 60 includes a plurality of sensors 58 . The cover 60 encloses the sensor 58 completely dig. The ends of the cover 60 are in sealing engagement with the inner walls of the measuring line 50 so that all the air stream of the line must pass through the openings 62 . The downstream side of the cover 60 is in flow connection with the outlet of the measuring line 50th In this way, all of the air entering the line inlet 52 flows over the cover 60 and through the openings 62 thereof, so that the upper surfaces of the sensor 58 come into contact with this air in a substantially uniform manner. Thereafter, the air flows to the downstream side of the cover 60 and to the outlet 54 of the measurement line 50 . The uniform distribution of the line air on the surface of the sensor 58 takes place on the impact cover and results in a highly sensitive heat transfer device which significantly improves the thermal response time of the sensor 58 .
Weiterhin ist eine Querabzapfleitung 64 zwischen dem Vereisungs schutzkanal 48 des Triebwerks und der Meßleitung 50 angeordnet, um eine Anti-Vereisungs-Luftströmung von dem Kanal 48 zur Meß leitung 50 strömen zu lassen, wenn die Vereisungs-Schutzvor richtung des Triebwerks aktiviert ist. Die Querabzapfleitung 64 ist entsprechend bemessen, um eine vorbestimmte Luftmenge durch zulassen, die ausreicht, damit die Temperatur des Fühlers 58 um den erforderlichen Wert angehoben wird, damit während der Akti vierung der Vereisungs-Schutzvorrichtung des Triebwerks für eine Kompensation bezüglich der erhöhten Temperatur der in den Kompressoreinlaß 12 eintretenden Luft gesorgt ist. Während der Zeit, in der keine Triebwerksenteisung erforderlich ist, wird der Luftstrom durch die Kanäle bzw. Leitungen 48 und 64 durch Schlie ßen eines Enteisungsventils (nicht dargestellt) in dem Kanal 48 unterbunden. Auf diese Weise werden transiente bzw. vorüber gehende Meßfehler des Fühlers 58 während der Aktivierung der Vereisungs-Schutzvorrichtung des Triebwerks verringert.Furthermore, a Querabzapfleitung 64 between the icing protection channel 48 of the engine and the measuring line 50 is arranged to flow an anti-icing air flow from the channel 48 to the measuring line 50 when the icing protection device of the engine is activated. The cross bleed conduit 64 is sized to allow a predetermined amount of air through that is sufficient to raise the temperature of the sensor 58 by the required amount to compensate for the increased temperature of the engine during activation of the anti-icing device of the engine air entering the compressor inlet 12 is taken care of. During the time that engine de-icing is not required, the air flow through channels 48 and 64 is prevented by closing a de-icing valve (not shown) in channel 48 . In this way, transient measurement errors of the sensor 58 during activation of the anti-icing device of the engine are reduced.
Claims (3)
- - ein Teilchenabscheider (14) weist ein äußeres Gehäuse (18), Verwirbelungs- und Entwirbelungsschaufeln (27, 28) auf, die stromaufwärts von den Einlaßführungsschaufeln (29) des Ver dichters angeordnet sind, wobei ein Druckabfall über dem Teilchenabscheider (14) erzeugt ist durch Luft, die in den Einlauf des Triebwerks gezogen ist und an den Teilen des Ab scheiders (14) entlangströmt,
- - einer Vereisungs-Schutzvorrichtung (48) ist selektiv ver dichtete Luft vom Verdichter zugeführt,
- - das Einlaßende (52) der Meßleitung (50) durchdringt das äußere Gehäuse (18) des Abscheiders (14) zwischen den Ver wirbelungsschaufeln (27) und dem Triebwerkseinlauf (24) und das Auslaßende (54) der Meßleitung (50) steht mit der in die Einlaßführungsschaufeln (29) des Verdichters eintreten den Luftströmung an einem Punkt zwischen den Entwirbelungs schaufeln (28) und den Einlaßführungsschaufeln (29) in Ver bindung, wobei eine Luftströmung durch die Meßleitung (50) durch den Druckabfall über dem Teilchenabscheider (14) her vorgerufen ist, und
- - eine Querzapfleitung (64) ist zwischen der Vereisungs- Schutzvorrichtung (48) und dem Einlaßende (52) der Meß leitung (50) angeordnet und führt dem Temperaturfühler (58) in der Zufuhrleitung (50) eine vorbestimmte Menge an Enteisungsluft zu, wobei die Querabzapfleitung (64) so bemessen ist, daß die vorbestimmte Menge an Ent eisungsluft ausreicht, um die Temperatur des Temperatur fühlers (58) um einen Betrag zu erhöhen, der die Tempe raturerhöhung der in den Verdichter eintretenden Luft kompensiert, wenn der Vereisungs-Schutzvorrichtung (48) verdichtete Abzapfluft zugeführt wird.
- - A particle separator ( 14 ) has an outer housing ( 18 ), swirling and swirling vanes ( 27, 28 ) which are arranged upstream of the inlet guide vanes ( 29 ) of the United poet, a pressure drop across the particle separator ( 14 ) being generated by air drawn into the engine intake and flowing along the parts of the separator ( 14 ),
- - An icing protection device ( 48 ) is selectively supplied compressed air from the compressor,
- - The inlet end ( 52 ) of the measuring line ( 50 ) penetrates the outer housing ( 18 ) of the separator ( 14 ) between the Ver vortex vane ( 27 ) and the engine inlet ( 24 ) and the outlet end ( 54 ) of the measuring line ( 50 ) is with in the inlet guide vanes ( 29 ) of the compressor enter the air flow at a point between the swirling vanes ( 28 ) and the inlet guide vanes ( 29 ) in connection, wherein an air flow through the measuring line ( 50 ) by the pressure drop across the particle separator ( 14 ) is called, and
- - A cross tap line ( 64 ) is arranged between the anti-icing device ( 48 ) and the inlet end ( 52 ) of the measuring line ( 50 ) and leads the temperature sensor ( 58 ) in the supply line ( 50 ) to a predetermined amount of deicing air, the Cross bleed line ( 64 ) is dimensioned such that the predetermined amount of de-icing air is sufficient to increase the temperature of the temperature sensor ( 58 ) by an amount that compensates for the temperature increase of the air entering the compressor when the anti-icing device ( 48 ) compressed bleed air is supplied.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US05/680,909 US4047379A (en) | 1976-04-28 | 1976-04-28 | Transient air temperature sensing system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102010014900A1 (en) * | 2010-04-14 | 2011-10-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Secondary flow channel of a turbofan engine |
Families Citing this family (43)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4351150A (en) * | 1980-02-25 | 1982-09-28 | General Electric Company | Auxiliary air system for gas turbine engine |
| GB2089035B (en) * | 1980-12-06 | 1984-10-24 | Rolls Royce | Temperature sensor |
| GB2124706B (en) * | 1982-08-04 | 1986-05-14 | Gen Electric | Gas turbine engine airflow temperature sensor |
| US4685942A (en) * | 1982-12-27 | 1987-08-11 | General Electric Company | Axial flow inlet particle separator |
| US4608819A (en) * | 1983-12-27 | 1986-09-02 | General Electric Company | Gas turbine engine component cooling system |
| US4644806A (en) * | 1985-04-22 | 1987-02-24 | General Electric Company | Airstream eductor |
| US5018873A (en) * | 1985-04-22 | 1991-05-28 | General Electric Company | Air temperature measurement |
| US4668102A (en) * | 1985-05-08 | 1987-05-26 | Honeywell Inc. | Temperature and flow station |
| US4770544A (en) * | 1985-11-15 | 1988-09-13 | General Electric Company | Temperature sensor |
| US4948264A (en) * | 1986-07-07 | 1990-08-14 | Hook Jr Richard B | Apparatus for indirectly determining the temperature of a fluid |
| US4783026A (en) * | 1987-05-22 | 1988-11-08 | Avco Corporation | Anti-icing management system |
| IL84611A (en) * | 1987-11-26 | 1991-11-21 | Ardon Gador | Apparatus and method for protection against heat |
| US5040380A (en) * | 1988-08-04 | 1991-08-20 | Super S.E.E.R. Systems Inc. | Method and apparatus for the sensing of refrigerant temperatures and the control of refrigerant loading |
| US5182906A (en) * | 1990-10-22 | 1993-02-02 | General Electric Company | Hybrid spinner nose configuration in a gas turbine engine having a bypass duct |
| US5220785A (en) * | 1991-07-15 | 1993-06-22 | United Technologies Corporation | Side discharge anti-ice manifold |
| US5302026A (en) * | 1992-07-16 | 1994-04-12 | Rosemount, Inc. | Temperature probe with fast response time |
| IL109388A0 (en) * | 1993-04-29 | 1994-07-31 | Rosemount Aerospace Inc | Temperature sensor with integral debris guard |
| US5397181A (en) * | 1993-10-21 | 1995-03-14 | General Electric Company | Compressor discharge temperature sensing system |
| US5653538A (en) * | 1995-06-07 | 1997-08-05 | Rosemount Aerospace Inc. | Total temperature probe |
| US5930990A (en) * | 1996-05-14 | 1999-08-03 | The Dow Chemical Company | Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression |
| US5867977A (en) * | 1996-05-14 | 1999-02-09 | The Dow Chemical Company | Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression |
| US6609825B2 (en) * | 2001-09-21 | 2003-08-26 | Rosemount Aerospace Inc. | Total air temperature probe providing improved anti-icing performance and reduced deicing heater error |
| US6827485B2 (en) * | 2002-07-16 | 2004-12-07 | Rosemount Aerospace Inc. | Fast response temperature sensor |
| ITMI20032586A1 (en) * | 2003-12-23 | 2005-06-24 | Nuovo Pignone Spa | ASSEMBLY SYSTEM OF A THERMOCOUPLE FOR A GAS TURBINE |
| US7357572B2 (en) * | 2005-09-20 | 2008-04-15 | Rosemount Aerospace Inc. | Total air temperature probe having improved deicing heater error performance |
| JP4672565B2 (en) * | 2006-02-06 | 2011-04-20 | 三菱重工業株式会社 | Temperature measuring device, combustion monitoring device, and gas turbine |
| US7313963B2 (en) | 2006-02-28 | 2008-01-01 | General Electric Company | Isothermal de-iced sensor |
| US7328623B2 (en) | 2006-03-20 | 2008-02-12 | General Electric Company | Temperature and/or pressure sensor assembly |
| US20080047425A1 (en) * | 2006-08-23 | 2008-02-28 | United Technologies Corporation | Mission adaptable inlet particle separator |
| DE102006040757A1 (en) * | 2006-08-31 | 2008-04-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fluid recirculation in the separator of fluid flow machines with bypass configuration |
| US7828477B2 (en) * | 2007-05-14 | 2010-11-09 | Rosemount Aerospace Inc. | Aspirated enhanced total air temperature probe |
| US8392141B2 (en) * | 2009-11-02 | 2013-03-05 | Rosemount Aerospace Inc. | Total air temperature probe and method for reducing de-icing/anti-icing heater error |
| US8945254B2 (en) | 2011-12-21 | 2015-02-03 | General Electric Company | Gas turbine engine particle separator |
| US8452516B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Variable vane scheduling based on flight conditions for inclement weather |
| US10202185B2 (en) | 2014-06-10 | 2019-02-12 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with improved spinner |
| GB201416928D0 (en) * | 2014-09-25 | 2014-11-12 | Rolls Royce Plc | A gas turbine and a method of washing a gas turbine engine |
| US20160376010A1 (en) * | 2015-06-26 | 2016-12-29 | Rosemount Aerospace Inc. | Systems and methods for preventing ice accumulation |
| CN105114180A (en) * | 2015-08-26 | 2015-12-02 | 成都博世德能源科技股份有限公司 | Heat preservation type air inlet system used for gas turbine |
| US10605675B2 (en) * | 2017-06-22 | 2020-03-31 | Unison Industries, Llc | Air temperature sensor |
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| US11143193B2 (en) * | 2019-01-02 | 2021-10-12 | Danfoss A/S | Unloading device for HVAC compressor with mixed and radial compression stages |
| US11840346B2 (en) * | 2022-03-28 | 2023-12-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Strut for aircraft engine |
| US11821363B1 (en) * | 2022-05-06 | 2023-11-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus for removing particulate matter from bleed gas and gas turbine engine including same |
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|---|---|---|---|---|
| BE532567A (en) * | ||||
| GB734702A (en) * | 1952-12-16 | 1955-08-03 | Rolls Royce | Improvements in measuring gas temperatures |
| GB746596A (en) * | 1953-01-26 | 1956-03-14 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines having multi-stage compressors |
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| US3000213A (en) * | 1955-08-08 | 1961-09-19 | Cook Electric Co | Fluid testing probe |
| CH357885A (en) * | 1960-05-06 | 1961-10-31 | Sulzer Ag | Arrangement for measuring the temperature of a medium flowing through a pipeline |
| US3167960A (en) * | 1961-08-07 | 1965-02-02 | Holley Carburetor Co | Temperature probe |
| GB1029522A (en) * | 1964-01-22 | 1966-05-11 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Apparatus for measuring the temperature of a gas flow |
| US3512414A (en) * | 1968-05-23 | 1970-05-19 | Rosemount Eng Co Ltd | Slotted airfoil sensor housing |
| US3597920A (en) * | 1969-08-21 | 1971-08-10 | Chandler Evans Inc | Turbine inlet temperature sensor and computer |
| US3623367A (en) * | 1969-12-23 | 1971-11-30 | Westinghouse Electric Corp | Apparatus for measuring the average temperature of a gas stream |
| US3832086A (en) * | 1971-11-23 | 1974-08-27 | Gen Electric | Particle separator with scroll scavenging means |
| BE791726A (en) * | 1971-11-23 | 1973-05-22 | Gen Electric | PARTICLE SEPARATOR WITH COLIMACON SWEEPING DEVICE |
| US3940988A (en) * | 1974-03-11 | 1976-03-02 | John Zink Company | Velocity thermocouple |
-
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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